ЭНЕРГИЯ сегодня показала КЛИПЕР

[Reader]

А как сейчас НИИ ПС поживает (или что-то вроде того)?

[serb]

И откуда Перминов взял 22 тн?

ВА 9 тонн, ПАО 4 тонны. Видимо, запас топлива поорядка 1.6 т (пропорционально "Союзу" - 13/7.2*0.88), т.е. сухая масса ПАО вв околоземной комплектации - 2.4 т.

Пусть для Луны ПАО на полтонны тяжелее, за счет баков. Тогда сухая масса лунного варианта - 12 т. Для Isp326 и V=2000 м/c полная масса при отделении от РБ должна быть 22.4 тонны :-)

Если мы тормозим у Луны на сбрасываемых баках или дополнительным РБ, то масса должна быть порядка 17 тонн

[Lev]

Reader писал(а):

Капсула, приземляющаяся в круг радиусом 2 км

ИМХО, Заря      
Братушка писал(а):

Что то очень высокое АК.Наверно конус с большим углом расскрытия?А может и посадка по "Зариному",на опоры ?

ИМХО Заря, родимая      

[Димитър]

По словам Перминова, масса нового корабля, разрабатываемого в РКК "Энергия" будет в пределах 18-22 тн. Итак с массой боле мене определились. Теперь осталось определится с носителем. А куда лететь, имеем 2 варианта: на околоземную орбиту и на межпланетные трассы.

А чего определяться? У России давно есть такой носитель, атестированный на пиллотируемые полеты - Протон называется.    Другого пока нету!
Это - для полета на ЛЕО. А "на межпланетные трассы" - совсем другая песня.

[pkl]

Reader писал(а):

Капсула, приземляющаяся в круг радиусом 2 км

ИМХО, Заря      
Братушка писал(а):

Что то очень высокое АК.Наверно конус с большим углом расскрытия?А может и посадка по "Зариному",на опоры ?

ИМХО Заря, родимая      

Интересно было бы сделать такой универсальный лэндер. Например, что-то вроде того, что D. Vinitski предлагал там ^, много-много выше.

[tau13]

Если "наверху" выбрали капсульную схему, то на самом деле Энергии пора вынимать из архива Зарю. Заодно уложатся в 14-15 т и Союз-3

[aФoн]

Если "наверху" выбрали капсульную схему, то на самом деле Энергии пора вынимать из архива Зарю. Заодно уложатся в 14-15 т и Союз-3

"наверху" НЕ выбрали капсульную схему

[Yuriy]

Это - для полета на ЛЕО. А "на межпланетные трассы" - совсем другая песня.

Для лунной миссии нужно использовать схему Ares I - Ares V.
Сверхтяжелая РН выводит без экипажа на LEO отлетную ступень и посадочный модуль. Экипаж стартует отдельно на орбитальном модуле и стыкуется.

[Lev]

Yuriy писал(а):

Для лунной миссии нужно использовать схему Ares I - Ares V.
Сверхтяжелая РН выводит без экипажа на LEO отлетную ступень и посадочный модуль. Экипаж стартует отдельно на орбитальном модуле и стыкуется.

ИМХО для двухпусковой схемы это да, оптимальный вариант. Но тут нужна сверхтяжелая РН на 100-120т на ОИСЗ.
Если по верхнему пределу грузоподъемности РН на ОИСЗ ограничиться 45-60т, то возникают различные варианты трехпусковой схемы.

[RadioactiveRainbow]

Сильно количество пусков увеличивать не надо.
Стоимость самой ракеты (та самая стоимость, которая пропорциональная ПН) составляет далеко не 100% стоимости пуска.
Посему чем больше пусков на миссию - тем миссия дороже. А с учетом увеличения количества блоков - еще и хуже и вообще гадость получается.

[Lev]

RadioactiveRainbow писал(а):

Сильно количество пусков увеличивать не надо.
Стоимость самой ракеты (та самая стоимость, которая пропорциональная ПН) составляет далеко не 100% стоимости пуска.
Посему чем больше пусков на миссию - тем миссия дороже. А с учетом увеличения количества блоков - еще и хуже и вообще гадость получается.

Да, я согласен. Поэтому говорю о не более чем трехпусковой схеме для Луны и РН на 45-60т. Такую РН в принципе можно применять и для решения других задач - АМС, околоземная ОС, геостационар.

[SpaceR]

Покамест масса ВА - 9 т, корабля для МКС - 13 т, свободнолетающего - 18 т (ПАО - разные).

5 тонн разницы ?? :shock:   Однако...  :?

[SpaceR]

RadioactiveRainbow писал(а):

Сильно количество пусков увеличивать не надо.
Стоимость самой ракеты (та самая стоимость, которая пропорциональная ПН) составляет далеко не 100% стоимости пуска.
Посему чем больше пусков на миссию - тем миссия дороже. А с учетом увеличения количества блоков - еще и хуже и вообще гадость получается.

Да, я согласен. Поэтому говорю о не более чем трехпусковой схеме для Луны и РН на 45-60т. Такую РН в принципе можно применять и для решения других задач - АМС, околоземная ОС, геостационар.

Присоединяюсь
Трехпусковая схема позволяет обойтись без создания сверхдорогой сверхтяжелой РН, не имеющей шансов окупиться в силу низкой востребованности.
Хотя выглядят такие  ЦАРЬ-РАКЕТЫ, конечно, впечатляюще...  :wink:

[SpaceR]

И откуда Перминов взял 22 тн?

ВА 9 тонн, ПАО 4 тонны. Видимо, запас топлива поорядка 1.6 т (пропорционально "Союзу" - 13/7.2*0.88), т.е. сухая масса ПАО вв околоземной комплектации - 2.4 т.

Пусть для Луны ПАО на полтонны тяжелее, за счет баков. Тогда сухая масса лунного варианта - 12 т. Для Isp326 и V=2000 м/c полная масса при отделении от РБ должна быть 22.4 тонны :-)

Если мы тормозим у Луны на сбрасываемых баках или дополнительным РБ, то масса должна быть порядка 17 тонн

А мне пришли в голову вот какие соображения:

Допустим, serb прав и конечная масса ПКК при возвращении с Луны ~12 т. Потребная ХС для разгона с ОЛО имхо ~800-850 м/с (вторая космическая у Луны всего на 700 м/с больше первой, орбитальной). С учетом маневров с лэндером на ОЛО (+еще 100 м/с) получится 900-950 м/с. Потребный запас топлива, соответственно, 3,9-4,15 т, значит на ОЛО нужно доставить массу ~16,2 т  - что близко к массе трёхместного лэндера

Если предположить унификацию по РБ, обеспечивающем доставку такого груза на ОЛО, а соответственно, и РН, вполне можно уложиться в двухпусковую схему  .  Правда, РН  придется сертифицировать  "под пилот".

При использовании водородного РБ (Isp=462 с, Мкон=5т) и V=4000 м/c (перелет НОО-ОЛО) требуемая масса груза на опорной НОО составляет 51,3 т
Если ещё учесть возможность доразгона этим же РБ на опорную, то получается, что грузоподъемность требуемой РН - не более 50 т !

Хоть и близко от так часто звучавшего на форумах 40-тонника, но всё же его не хватает...  :roll:

[Олигарх]

RadioactiveRainbow писал(а):

Сильно количество пусков увеличивать не надо.
Стоимость самой ракеты (та самая стоимость, которая пропорциональная ПН) составляет далеко не 100% стоимости пуска.
Посему чем больше пусков на миссию - тем миссия дороже. А с учетом увеличения количества блоков - еще и хуже и вообще гадость получается.

Да, я согласен. Поэтому говорю о не более чем трехпусковой схеме для Луны и РН на 45-60т. Такую РН в принципе можно применять и для решения других задач - АМС, околоземная ОС, геостационар.

       Скрестим Ангару с Союзом!

Перминов сказал, что под новый пилотируемый КК предложенные варианты Союз 2-3 недостаточны, поэтому остается Ангара, но ее двигатели для пилотируемого запуска не совсем подходят, так что нужно скрещивать ангару с союзом ...

Когда ЦиХ объявил про Ангару 5П, то есть Ангару 5 без УРМ-2, мне показалось, что он лукавит. Ведь при запуске Ангарой 5П на орбиту с КК выходит УРМ-ЦБ!
Значит, есть проблема схода с орбиты и падения такой большей ступени, один хвостовой осек которой с РД-191 более 2 тонн и наверняка дойдет до поверхности ...

Очень нежелательно выводить на орбиту такую большую ступень. Если между УРМ-ЦБ и КК поставить некую прокладку типа Бриз-КМ, то это решает проблему: УРМ-ЦБ недобирает до 1-й космической несколько сот метров и падает в океан. А прокладка Бриз-км довыводит КК на орбиту. Другой вариант – сам КК довыводит себя на орбиту.
Я думал, что ЦиХ держит в кармане этот вариант с прокладкой.

Но для пилотируемых запусков на 3-й ступени должен быть ненапряженный двигатель, верно? Именно поэтому Союз 2-1б не предполагается для пилотируемых запусков.
Не знаю как в этом отношении Бриз-КМ.

Но другое возможное решение для пилотируемых запусков Ангарой 5 - это использовать вместо УРМ-2 3-ю ступень союза 2-1а! Не это ли имел в виду Перминов?

Кстати, еще для Онеги или первого Союз 2-3 4 года назад предполагался ЦБ с РД-191! И этот ЦБ должен быть толще нынешнего на 60 см, но, как сообщал Andy-64K, возникли проблемы изготовлением такого ЦБ в Самаре.

А почему бы в качестве ЦБ для Союза не использовать УРМ Ангары, который будет производиться в Омске? Его привозили бы в Самаре, где делали бы свои любимые 4 морковки и 3-ю ступень.
Сколько бы ПН вытянул такой Союз?

Пора Прогресс включать в состав Цих ...

[Salo]

Типун вам на язык!!! :shock:
Не приведи господи. Хоть кто-то ещё нормальные ракеты может сделать.

[Salo]

Морковки не встанут на цилиндрический УРМ-1, поскольку они имеют форму двойного конуса с разным углом раствора.

[Дмитрий В.]

Для "роняния" УРМ-ЦБ в антипод достаточено недобора скорости порядка 50-70 м/с от круговой. Поэтому нужды в каком-либо дополнительном блоке нет- достаточно довыведения с помощью двигателя ПКК.

[Lev]

Я сразу говорю - я не ракетчик, поэтому скажу наверно чушь.
Чем плох такой вариант:
Делаем ЦБ под РД-190 диаметром до 4,1м. На него вешаем от 2 до 6 УРМ-1. Верхняя ступень - варианты керосин или водород. Получаем ряд РН от 25 до 50т. минимум. Такой ряд РН решает вообще все проблемы. Чего искать добра от добра?

[Александр Ч.]

у

При использовании водородного РБ (Isp=462 с, Мкон=5т) и V=4000 м/c (перелет НОО-ОЛО) требуемая масса груза на опорной НОО составляет 51,3 т
Если ещё учесть возможность доразгона этим же РБ на опорную, то получается, что грузоподъемность требуемой РН - не более 50 т !

Хоть и близко от так часто звучавшего на форумах 40-тонника, но всё же его не хватает...  :roll:

Не беспокойтесь, у нас по плану следующим будет 55-тонник